CN106870201A - 用于燃气涡轮发动机的排气喷嘴 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的排气喷嘴 Download PDF

Info

Publication number
CN106870201A
CN106870201A CN201611129088.2A CN201611129088A CN106870201A CN 106870201 A CN106870201 A CN 106870201A CN 201611129088 A CN201611129088 A CN 201611129088A CN 106870201 A CN106870201 A CN 106870201A
Authority
CN
China
Prior art keywords
shell
trailing edge
inner casing
equipment according
fan
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201611129088.2A
Other languages
English (en)
Inventor
G.J.霍尔特
T.伊格勒斯基
J.R.霍尔兰德
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN106870201A publication Critical patent/CN106870201A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/184—Two-dimensional patterned sinusoidal
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

一种涡扇排气喷嘴设备包括：具有中心线轴线的内壳(30)，内壳(30)设置在包绕的外壳(32)内以限定其间的环形流动管(34)，该环形流动管(34)终止于外壳(32)的后缘(40)处的出口中，内壳(30)终止于出口的后部的后缘中；以及沿周向中断管的机架(14)；其中外壳(32)的后部分围绕喷嘴的共同中心线轴线为非轴对称的，并且外壳(32)的后缘(40)为垂直非共面的。

Description

用于燃气涡轮发动机的排气喷嘴
技术领域
本发明大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体而言，涉及涡扇飞行器发动机中的排气喷嘴。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中加压并且在燃烧器中与燃料混合用于生成热燃烧气体，在涡轮级中从该热燃烧气体抽取能量。高压涡轮(HPT)跟随燃烧器并且从燃烧气体抽取能量用于向压缩机供能。低压涡轮(LPT)跟随HPT并且从气体抽取附加能量用于在示例性涡扇飞行器发动机应用中向上游风扇供能。
现代涡扇飞行器发动机经历几十年的持续发展，用于在最小化其重量的同时最大化空气动力效率，并且还用于实现长使用寿命。发动机效率可由燃料消耗率(SFC)简单地评估，其中其极小的改进在向飞行中的飞行器供能时减少发动机的燃料消耗方面为显著的。
典型的涡扇发动机包括环形风扇喷嘴，其排放加压的风扇空气用于产生推进推力的大部分。芯部喷嘴跟随风扇喷嘴并且排放增加推进推力的废燃烧气体。
风扇和芯部喷嘴的空气动力设计也经受持续发展，用于进一步提高其空气动力效率(包括对应的推力系数)。
典型的排气喷嘴绕着发动机的纵向或轴向中心线轴线为轴对称的，用于在常规设计实践下最大化性能和效率。
然而，飞行器发动机必须适合地安装在飞行器中，并且这典型地由提供框架的支承机架完成，发动机刚性地附接于该框架。
典型的机翼机架在飞行器机翼之下垂直地支承发动机，其中机架占据发动机的十二点钟周向位置。
风扇机舱典型地以典型地称为C形管的两个周向半部形成，用于允许机舱以蛤壳式方式开启，用于在维护中断期间接近芯部发动机。在涡扇发动机的该构造中，下分支或纵向梁位于发动机的底部或六点钟位置处。
因此，上机架和下梁典型地中断环形风扇管和风扇喷嘴的周向连续性。风扇排气因此在两个分立C形管部分中从风扇喷嘴排放，用于共同地提供推进推力。
然而，上分支和下分支的引进对应地影响加压的风扇空气的速度和压力分布的周向连续性，这对应地降低喷嘴的空气动力性能和效率。
因此，仍需要具有改进的效率而不管其周向中断的排气喷嘴。
发明内容
该需要由具有内壳的排气喷嘴解决，该内壳同轴地设置在外壳内以限定终止于外壳的后缘处的出口中的流动管。外壳围绕流动管沿周向变化。
根据本文中描述的技术的一个方面，一种涡扇排气喷嘴设备包括：具有中心线轴线的内壳，内壳设置在包绕的外壳内以限定其间的环形流动管，该环形流动管终止于外壳的后缘处的出口中，内壳终止于出口的后部的后缘中；以及沿周向中断流动管的机架；其中外壳的后部分围绕中心线轴线为非轴对称的，并且外壳的后缘为垂直非共面的。
根据本文中描述的技术的另一个方面，一种涡扇排气喷嘴设备包括：具有中心线轴线的内壳，内壳设置在包绕的外壳内以限定其间的环形流动管，该环形流动管终止于外壳的后缘处的出口中，内壳终止于出口的后部的后缘中；以及沿周向中断管的机架；其中外壳的后缘绕着外壳的圆周在轴向位置和局部半径两者上变化。
技术方案1. 一种涡扇排气喷嘴设备，其包括：
内壳，其具有中心线轴线，所述内壳设置在包绕的外壳内以限定其间的环形流动管，所述环形流动管终止于所述外壳的后缘处的出口中，所述内壳终止于所述出口的后部的后缘中；以及
机架，其沿周向中断所述流动管；
其中所述外壳的后部分围绕所述中心线轴线为非轴对称的，并且所述外壳的所述后缘为垂直非共面的。
技术方案2. 根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述内壳围绕所述中心线轴线为轴对称的。
技术方案3. 根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述外壳的所述后缘具有椭圆形形状。
技术方案4. 根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述外壳在所述机架的相对侧上为横向对称的。
技术方案5. 根据技术方案1所述的设备，其特征在于，定位成与所述机架在直径上相对的所述外壳的所述后缘的下部分关于所述外壳的所述后缘的其余部分沿轴向向下游移位。
技术方案6. 根据技术方案5所述的设备，其特征在于，所述位移在远离最大位移的位置的位置处逐渐减小。
技术方案7. 根据技术方案1所述的设备，其特征在于，紧接地邻接所述机架的所述外壳的所述后缘的上部分关于所述外壳的所述后缘的其余部分沿轴向向前转移。
技术方案8. 根据技术方案7所述的设备，其特征在于，所述位移在远离最大位移的位置的位置处逐渐减小。
技术方案9. 根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述内壳在所述管内向后扩散至隆起，并且接着向后会聚至其所述后缘。
技术方案10. 根据技术方案7所述的设备，其特征在于，所述隆起的所述轴向位置具有围绕所述风扇喷嘴的圆周的、离所述外壳的所述后缘的变化的轴向距离。
技术方案11. 根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述外壳的所述后缘的一部分限定S形状。
技术方案12. 一种涡扇排气喷嘴设备，其包括：
内壳，其具有中心线轴线，所述内壳设置在包绕的外壳内以限定其间的环形流动管，所述环形流动管终止于所述外壳的后缘处的出口中，所述内壳终止于所述出口的后部的后缘中；以及
机架，其沿周向中断所述管；
其中所述外壳的所述后缘绕着所述外壳的圆周在轴向位置和局部半径两者上变化。
技术方案13. 根据技术方案12所述的设备，其特征在于，所述内壳围绕所述中心线轴线为轴对称的。
技术方案14. 根据技术方案13所述的设备，其特征在于，所述外壳的所述后缘具有椭圆形形状。
技术方案15. 根据技术方案12所述的设备，其特征在于，所述外壳在所述机架的相对侧上为横向对称的。
技术方案16. 根据技术方案12所述的设备，其特征在于，定位成与所述机架在直径上相对的所述外壳的所述后缘的下部分关于所述外壳的所述后缘的其余部分沿轴向向下游移位。
技术方案17. 根据技术方案16所述的设备，其特征在于，所述位移在远离最大位移的位置的位置处逐渐减小。
技术方案18. 根据技术方案17所述的设备，其特征在于，紧接地邻接所述机架的所述外壳的所述后缘的上部分关于所述外壳的所述后缘的其余部分沿轴向向前转移。
技术方案19. 根据技术方案17所述的设备，其特征在于，所述位移在远离最大位移的位置的位置处逐渐减小。
技术方案20. 根据技术方案12所述的设备，其特征在于，所述外壳的所述后缘的一部分限定S形状。
附图说明
可通过参照连同附图进行的以下描述最佳地理解本发明，在该附图中：
图1为具有用于安装于飞行器的机翼的机架的飞行器涡扇燃气涡轮发动机的局部截面示意性侧视图；
图2为图1的发动机的另一局部截面示意性侧视图；
图3为图1中示出的风扇和芯部排气喷嘴并且沿着线3-3截取的从后面向前的立视图；
图4为图3中示出的发动机的风扇和芯部排气喷嘴并且沿着线4-4截取的示意性轴向截面图；
图5为穿过图3中示出的风扇喷嘴并且沿着线5-5截取的示例性截面的示意性截面立视图；并且
图6为示出在一个图中叠加的三个不同的风扇喷嘴位置的示意性半截面图。
部件列表
10燃气涡轮发动机
12中心线轴线
14机架
16风扇
18压缩机
20燃烧器
22高压涡轮
24低压涡轮
26周围空气
28燃烧气体
30内壳
32外壳
34风扇流动管
42芯部排气喷嘴
44后缘
46插塞
36风扇排气喷嘴
38出口
48纵向梁
50隆起
52下部分
54上部分。
具体实施方式
参照附图，其中同样的附图标记遍及各种视图表示相同的元件，图1和2示意性地示出了大体上关于纵向或轴向中心线轴线12轴对称的涡扇飞行器燃气涡轮发动机10。发动机特别地构造用于由机架14垂直地悬置于飞行器的机翼，用于在飞行期间向飞行器供能。
发动机包括成串流连通的风扇16、压缩机18、燃烧器20、高压涡轮(“HPT”)22，以及低压涡轮(“LPT”)24。HPT22的转子由一个轴连结于压缩机18的转子，而LPT24的转子由第二轴连结于支承风扇16中的风扇叶片的转子。
在操作期间，周围空气26进入发动机的入口，并且由风扇16部分地加压，其中加压空气的内部分接着引导穿过压缩机18，压缩机18进一步使空气加压，该空气接着在燃烧器20中与燃料混合用于生成热燃烧气体28。能量从HPT22中的气体抽取，用于向压缩机供能，而附加的能量从LPT24中的气体抽取，用于向上游风扇16供能。
环形芯部整流罩或内壳30包绕在风扇16后部的芯部发动机的构件，并且与包绕的风扇机舱或外壳32的内表面沿径向向内间隔，并且限定环形风扇流动管34，加压的风扇空气通过环形风扇流动管34绕过芯部发动机用于产生推进推力的大部分。
内壳30的外表面提供用于风扇管34的径向内边界，其中风扇管34的径向外边界由包绕的外壳32的内表面提供。
芯部发动机在内壳30的后缘44处终止于环形芯部排气喷嘴42中。环形中心体或插塞46同轴地设置在芯部排气喷嘴42内，并且限定其内流动边界，其中外流动边界由内壳30的内表面限定。
风扇管34在风扇16之后的内壳30的前端部处开始，并且终止于包绕内壳30的后端部的环形风扇排气喷嘴36中。风扇喷嘴36具有风扇机舱的后缘40处的环形出口38。
在操作期间，由风扇16加压的空气绕过芯部发动机穿过风扇管34并且排放穿过风扇喷嘴36，用于产生推进推力的大部分。对应地，废燃烧气体28从芯部发动机排放穿过风扇喷嘴36的后部的芯部喷嘴42，并且在其径向内侧排放。
然而，如上面在背景技术部分中描述的，机架14包括位于风扇管34的顶部处的部分，该部分中断关于外壳后缘40的其周向连续性。
下分支或纵向梁48中断仅终止于达不到外壳后缘40之处的风扇管34的下部分的周向连续性。
图3以垂直立视图示出了发动机的后端部。为了参考，机架14位于发动机10的十二点钟位置处，其中下梁48位于发动机10的在直径上相对的六点钟位置处。以该方式，风扇管34可以以两个C形管半部分构造，用于以常规方式允许其蛤壳式开启。
机架14和梁48因此在十二点钟和六点钟位置处阻挡或中断风扇管34，并且因此将另外完全环形风扇管34分成横向或水平相对的C形管部分，其对应地影响加压风扇空气26在操作期间排放穿过风扇管34的速度和压力分布。
图1和2示出了同轴地设置在包绕的外壳32内的内壳30的典型的轴向轮廓或廓线。内壳30直接在风扇16的后部开始，并且最初沿轴向后方向以增大的直径向后扩散至最大直径的隆起50，最大直径的隆起50典型地在出口38的前部设置在风扇管34内。从隆起50，内壳30以减小的直径向后会聚至内壳30的后缘44。
在风扇与芯部喷嘴之间的内壳30的后部分典型地为具有对应的轴向斜率或锥角“A”的轴向直锥。内壳30限定为围绕中心线轴线12的回转的表面，其在各个径向平面中具有恒定的直径并且具有圆形圆周，并且锥角为围绕周边沿周向恒定的。
对应地，现有技术风扇喷嘴还绕着发动机的中心线轴线12为轴对称的，其中该风扇喷嘴的后缘类似地限定圆形周边，其中风扇喷嘴36也为圆形的，具有外壳32的后缘与内壳30的外表面之间的恒定差异半径。
然而，如以上所述，图1和2中示出的上机架14和下梁48使风扇喷嘴36的周向连续性分成两支，并且对应地影响从其排放的加压空气的压力和速度分布的均匀性。为了解决该不均匀性，外壳32的后部分沿轴向方向和周向方向两者为非轴对称的。
图3示出了沿周向方向的变化或非轴对称定形。更具体而言，后缘40的局部半径围绕外壳32的圆周变化。后缘40的最小局部半径“B”在与机架14的两个连结部处，在近似十一点钟至一点钟位置(包括十二点钟位置)处发生。出于描述的目的，最小局部半径B可描述为在后缘40(其不由机架14中断)的十二点钟位置处。相反地，后缘40的最大局部半径“D”在三点钟和九点钟位置处发生。在三点钟和九点钟位置处的局部半径D等于彼此。
如所示，在六点钟位置处的局部半径“C”具有三/九点钟和十二点钟位置处的局部半径B和D中间的尺寸。局部半径在不同尺寸之间平滑地过渡。换言之，后缘40可描述为椭圆形，其中椭圆形的中心从发动机10的中心线轴线12向下转移。该形状可被称为“椭圆形”或“椭圆化”。外壳32可描述为在机架14的相对侧上为横向对称的。其它形状为可能的。例如，六点钟位置处的局部半径C可小于十二点钟位置处的局域半径B，但可小于、等于或大于局部半径D。
图4和5示出了沿轴向方向的变化或非轴对称定形。后缘40的至少一部分偏离用于参考的假想垂直平面(标记为“P”)。如本文中使用的，用语“垂直平面”表示垂直或几何上正交于中心线轴线12的平面，而不管关于地面或其它外部参考框架的平面的实际定向。为了描述起见，平面P示出穿过后缘40的近似三点钟和九点钟位置；因此，位移在那些位置处示出为最小或不存在。平面P的轴向位置为任意的。后缘40的非轴对称定形可大体上被称为“垂直非共面”风扇排气喷嘴。
从近似三点钟位置至九点钟位置(包括六点钟位置)的后缘40的下部分52在于后立视图中观看时从平面P(并且从后缘40的其余部分)沿轴向向后转移或移位。最大位移的位置在近似六点钟位置处发生。位移在远离最大位移的位置的周向位置处逐渐衰减或逐渐减少。
从近似九点钟位置至三点钟位置(包括十二点钟位置)的后缘40的上部分54从平面P(并且从后缘40的其余部分)沿轴向向前转移或移位。最大位移的位置在近似十二点钟位置处发生。位移在远离最大位移的位置的周向位置处逐渐衰减或逐渐减少。逐渐减少的速率，或逐渐减少廓线可为线性或非线性函数。在示出的实例中，下部分52的位移(和角的斜度(slope))大于上部分54的位移(和关于平面P的角的斜度)。当在侧视立视图中观看时，后缘40的一部分限定浅“S”形状。其它形状为可能的。例如，后缘40可并入一个或更多个形状，如锯齿状或人字形。
最后，图6示出了出于比较目的而叠加的风扇喷嘴36的各种半剖视图，其分别针对三点钟/九点钟标记为III/IX，针对六点钟标记为VI，以及针对十二点钟标记为XII。局部半径B,C以及D也被标记。可看见的是，各个位置具有邻近后缘40的内表面的其自身的锥角；这些锥角针对十二点钟、六点钟以及三点钟/九点钟位置分别标记为“E”、“F”以及“G”。在该构造中，面积率(出口面积/入口面积)在各个圆周位置处变化。在示出的实例中，风扇喷嘴30在所有位置处会聚；然而，本文中描述的原理还能够应用于会聚/扩散喷嘴。
分析示出的是，包括垂直非共面特征和组合的椭圆化特征的以上描述的风扇喷嘴可与现有技术相比改进喷嘴效率和发动机SFC。具体而言，该构造减小由来自风扇喷嘴36的高速排出气体擦洗的机架14的总表面面积，并且因此减少表面摩擦阻力损失。此外，该构造降低在喷嘴的后部的冲击结构的强度，并且改进喷嘴推力系数和噪声。安装重量还通过能够将发动机安装成较接近于机翼而减小，因为机架14连结部处的后缘40在平面P上游移动并且并入减小的半径。
风扇喷嘴36的精确构造可针对特定应用凭经验确定，例如使用计算流体动力学(“CDF”)软件来模拟穿过风扇喷嘴36的流。
前述描述了用于燃气涡轮发动机的风扇喷嘴。本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征，和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤可以以任何组合(除其中此类特征和/或步骤中的至少一些互相排斥的组合之外)来组合。
本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的各个特征可由用于相同、等同或类似目的的备选特征替代，除非另外清楚地陈述。因此，除非另外清楚地陈述，公开的各个特征为普通系列的等同或类似特征的仅一个实例。
本发明不局限于(多个)前述实施例的细节。本发明扩展本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的特征中的任何新颖的一个或任何新颖的组合，或者扩展至如此公开的任何方法或过程的步骤中的任何新颖的一个或任何新颖的组合。

Claims (10)

1. 一种涡扇排气喷嘴设备，其包括：
内壳(30)，其具有中心线轴线，所述内壳(30)设置在包绕的外壳(32)内以限定其间的环形流动管(34)，所述环形流动管(34)终止于所述外壳(32)的后缘(40)处的出口中，所述内壳(30)终止于所述出口的后部的后缘中；以及
机架(14)，其沿周向中断所述流动管(34)；
其中所述外壳(32)的后部分围绕所述中心线轴线为非轴对称的，并且所述外壳(32)的所述后缘(40)为垂直非共面的。
2.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述内壳(30)围绕所述中心线轴线为轴对称的。
3.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述外壳(32)的所述后缘(40)具有椭圆形形状。
4.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述外壳(32)在所述机架(14)的相对侧上为横向对称的。
5.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，定位成与所述机架(14)在直径上相对的所述外壳(32)的所述后缘(40)的下部分关于所述外壳(32)的所述后缘(40)的其余部分沿轴向向下游移位。
6.根据权利要求5所述的设备，其特征在于，所述位移在远离最大位移的位置的位置处逐渐减小。
7.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，紧接地邻接所述机架(14)的所述外壳(32)的所述后缘(40)的上部分关于所述外壳(32)的所述后缘(40)的其余部分沿轴向向前转移。
8.根据权利要求7所述的设备，其特征在于，所述位移在远离最大位移的位置的位置处逐渐减小。
9.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述内壳(30)在所述管内向后扩散至隆起，并且接着向后会聚至其所述后缘。
10.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述外壳(32)的所述后缘(40)的一部分限定S形状。
CN201611129088.2A 2015-12-10 2016-12-09 用于燃气涡轮发动机的排气喷嘴 Pending CN106870201A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PLP.415184 2015-12-10
PL415184A PL415184A1 (pl) 2015-12-10 2015-12-10 Dysza wylotowa dla silnika z turbiną gazową

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN106870201A true CN106870201A (zh) 2017-06-20

Family

ID=57471699

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611129088.2A Pending CN106870201A (zh) 2015-12-10 2016-12-09 用于燃气涡轮发动机的排气喷嘴

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20170166318A1 (zh)
EP (1) EP3179083A1 (zh)
JP (1) JP2017133497A (zh)
CN (1) CN106870201A (zh)
BR (1) BR102016027905A2 (zh)
CA (1) CA2950796A1 (zh)
PL (1) PL415184A1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110360595A (zh) * 2018-03-26 2019-10-22 三菱重工业株式会社 燃气涡轮燃烧器及具备其的燃气轮机
CN111350592A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 劳斯莱斯有限公司 高效紧凑型气体涡轮引擎
CN111655385A (zh) * 2018-02-05 2020-09-11 富士胶片株式会社 被记录介质的制造方法及图像记录方法

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102017115644A1 (de) * 2017-07-12 2019-01-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofantriebwerk
GB201712340D0 (en) * 2017-08-01 2017-09-13 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine
GB201806426D0 (en) * 2018-04-20 2018-06-06 Rolls Royce Plc Turbofan engine
GB2575232A (en) * 2018-04-20 2020-01-08 Rolls Royce Plc Turbofan engine
GB2575811A (en) * 2018-07-23 2020-01-29 Airbus Operations Ltd Aircraft engine nacelle
JP7066920B2 (ja) * 2018-09-28 2022-05-13 ラム リサーチ コーポレーション プラズマチャンバの電極への電力送出を最適化するシステムおよび方法
GB201820924D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
GB201820919D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
US11204037B2 (en) 2018-12-21 2021-12-21 Rolls-Royce Plc Turbine engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070176053A1 (en) * 2006-01-27 2007-08-02 Snecma Turbofan exhaust system
CN101363329A (zh) * 2007-08-10 2009-02-11 霍尼韦尔国际公司 具有半分式喷嘴和半圈式活塞的涡轮组件
US20100050651A1 (en) * 2008-08-27 2010-03-04 Mustafa Dindar Variable Slope Exhaust Nozzle
US8511090B2 (en) * 2006-08-09 2013-08-20 The Boeing Company Jet engine nozzle exit configurations and associated systems and methods
US20150113946A1 (en) * 2013-10-24 2015-04-30 The Boeing Company Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection
US9057286B2 (en) * 2010-03-30 2015-06-16 United Technologies Corporation Non-circular aft nacelle cowling geometry

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1080A (en) * 1839-02-13 Improvement in self-acting temples for looms
US53997A (en) * 1866-04-17 Improved foot-scraper
US3806067A (en) * 1971-08-30 1974-04-23 Gen Electric Area ruled nacelle
US5369954A (en) * 1991-04-22 1994-12-06 General Electric Company Turbofan engine bypass and exhaust system
US7669785B2 (en) * 2006-04-24 2010-03-02 The Boeing Company Integrated engine exhaust systems and methods for drag and thermal stress reduction
US8157207B2 (en) * 2006-08-09 2012-04-17 The Boeing Company Jet engine nozzle exit configurations, including projections oriented relative to pylons, and associated systems and methods
US7520124B2 (en) * 2006-09-12 2009-04-21 United Technologies Corporation Asymmetric serrated nozzle for exhaust noise reduction
US9701415B2 (en) * 2007-08-23 2017-07-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US8959889B2 (en) * 2008-11-26 2015-02-24 The Boeing Company Method of varying a fan duct nozzle throat area of a gas turbine engine
US8127532B2 (en) * 2008-11-26 2012-03-06 The Boeing Company Pivoting fan nozzle nacelle
US9022311B2 (en) * 2010-08-20 2015-05-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Active aircraft pylon noise control system
US20140083079A1 (en) * 2012-09-26 2014-03-27 United Technologies Corporation Geared turbofan primary and secondary nozzle integration geometry
EP2971727B1 (en) * 2013-03-15 2018-04-11 United Technologies Corporation Asymmetric fan nozzle in high-bpr separate-flow nacelle
US9732700B2 (en) * 2013-10-24 2017-08-15 The Boeing Company Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection
US20150330254A1 (en) * 2014-05-15 2015-11-19 United Technologies Corporation Compact Nacelle With Contoured Fan Nozzle
US10001080B2 (en) * 2014-08-19 2018-06-19 The Boeing Company Thrust reverse variable area fan nozzle
GB201420010D0 (en) * 2014-11-11 2014-12-24 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US9810178B2 (en) * 2015-08-05 2017-11-07 General Electric Company Exhaust nozzle with non-coplanar and/or non-axisymmetric shape

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070176053A1 (en) * 2006-01-27 2007-08-02 Snecma Turbofan exhaust system
US8511090B2 (en) * 2006-08-09 2013-08-20 The Boeing Company Jet engine nozzle exit configurations and associated systems and methods
CN101363329A (zh) * 2007-08-10 2009-02-11 霍尼韦尔国际公司 具有半分式喷嘴和半圈式活塞的涡轮组件
US20100050651A1 (en) * 2008-08-27 2010-03-04 Mustafa Dindar Variable Slope Exhaust Nozzle
US9057286B2 (en) * 2010-03-30 2015-06-16 United Technologies Corporation Non-circular aft nacelle cowling geometry
US20150113946A1 (en) * 2013-10-24 2015-04-30 The Boeing Company Methods and apparatus for passive thrust vectoring and plume deflection

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111655385A (zh) * 2018-02-05 2020-09-11 富士胶片株式会社 被记录介质的制造方法及图像记录方法
US11433686B2 (en) 2018-02-05 2022-09-06 Fujifilm Corporation Method of producing recording medium and image recording method
CN110360595A (zh) * 2018-03-26 2019-10-22 三菱重工业株式会社 燃气涡轮燃烧器及具备其的燃气轮机
CN111350592A (zh) * 2018-12-21 2020-06-30 劳斯莱斯有限公司 高效紧凑型气体涡轮引擎
CN111350592B (zh) * 2018-12-21 2023-05-05 劳斯莱斯有限公司 高效紧凑型气体涡轮引擎

Also Published As

Publication number Publication date
US20170166318A1 (en) 2017-06-15
PL415184A1 (pl) 2017-06-19
CA2950796A1 (en) 2017-06-10
EP3179083A1 (en) 2017-06-14
BR102016027905A2 (pt) 2017-12-05
JP2017133497A (ja) 2017-08-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106870201A (zh) 用于燃气涡轮发动机的排气喷嘴
US10502231B2 (en) Diffuser pipe with vortex generators
US9181899B2 (en) Variable slope exhaust nozzle
US8371123B2 (en) Apparatus for conditioning airflow through a nozzle
US9810178B2 (en) Exhaust nozzle with non-coplanar and/or non-axisymmetric shape
US20120324898A1 (en) Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
US9488191B2 (en) Gas turbine diffuser strut including coanda flow injection
US11175042B2 (en) Combustion equipment
EP3159524B1 (en) Compact nacelle with contoured fan nozzle
US8221073B2 (en) Exhaust gas discharge system and plenum
EP3536902B1 (en) Gas turbine engine component
WO2018205889A1 (en) Head end turning scoop for a gas turbine
US10041364B2 (en) Inner diffuser case cone and skirt
US11920539B1 (en) Gas turbine exhaust nozzle noise abatement
WO2012092222A1 (en) Gas turbine engine and reheat system

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20170620

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication